[发明专利]航空发动机燃烧室火焰筒的冷却结构

说明书

本发明公开了一种航空发动机燃烧室火焰筒的冷却结构，包括火焰筒壁板，所述火焰筒壁板包括外壁板和内壁板，且内壁板上设置若干发散孔，而外壁板上则设置若干冲击孔，各发散孔、冲击孔均以叉排方式分布，同时内壁板和外壁板之间通过若干扰流柱连接；所述火焰筒壁板沿轴向分成两部分，分别为与燃烧室高温区域接近的前段火焰筒壁板、与燃烧室高温区域远离的后段火焰筒壁板；处于前段火焰筒壁板上的前段冲击孔孔径大于处于后段火焰筒壁板上的后段冲击孔孔径，同时处于前段火焰筒壁板上的前段发散孔孔径大于处于后段火焰筒壁板上的后段发散孔孔径。因此，本发明改善了传统火焰筒壁冷却结构,在不增加冷气量的前提下充分挖掘其冷却潜力，提高冷却效率，同时避免火焰筒壁面温度过高以及分布不均造成的热应力过大。

技术领域

本发明涉及一种航空发动机燃烧室火焰筒；特别是涉及一种航空发动机燃烧室火焰筒的冷却结构；属于航空发动机冷却结构设计与热防护技术领域。

背景技术

随着航空燃气涡轮发动机推重比的提高，燃烧室设计向着高温升、高热容方向发展，现代航空发动机燃烧室内的燃烧温度高达2000摄氏度以上，压力高达30个大气压。火焰筒作为组织燃烧的场所，它的火焰筒体长期在高温高压的环境下工作，要承受很大的热应力、蠕变应力和疲劳应力，因而火焰筒的寿命和可靠性成为决定发动机寿命和可靠性的关键部件之一。火焰筒体一般采用耐高温合金制成，但是目前的金属材料耐温能力在1000摄氏度以下，远远低于燃气温度；而且根据近几十年金属材料的耐温水平提升速度远低于燃气温度的提升速度，单纯依赖材料进行热防护远远达不到需求，势必要对火焰筒进行有效的冷却。

目前，火焰筒壁面的常用冷却技术主要是气膜冷却、对流冷却（含冲击冷却）、气膜冷却等。但是在高推重比发动机中，高温升、高热容燃烧室壁面的强化冷却面临着非常突出的矛盾：一方面，燃烧室温升的增加，使得参与燃烧的空气量随之增加而导致用于冷却的空气量减少；另外，压气机出口温度的提高又使得用于冷却火焰筒壁面的空气温度上升而导致冷却潜力下降，从而对火焰筒壁面冷却技术提出了更高的要求，提高冷却空气的冷却效率就显得尤为重要且迫切需要解决，该问题必须通过采取创新性的技术来解决。

另外，对火焰筒寿命影响较大的因素主要来源于热应力大小。因此，在实施冷却技术时，不仅仅要考虑降低火焰筒壁面温度，还要降低火焰筒壁面的温度梯度，防止由于温度梯度过大而导致火焰筒热应力过大从而造成火焰筒出现裂纹、掉块、变形等故障。为了进一步提高燃烧室火焰筒的壁面冷却效果，国内外的研究人员开发了多种冷却方式，如全覆盖气膜冷却、多斜孔发散冷却、浮动壁冷却等，这些冷却技术无疑都带来了冷却效果的改善，但是这些冷却结构存在的一个共性问题就是冷气量的消耗过大，火焰筒整体温度分布不够均匀从而导致热应力较大。因此，如何细致挖掘冷气的冷却能力并且减小火焰筒板的热应力成为现有技术面临的挑战。

发明内容

本发明针对现有技术的不足，提供一种航空发动机燃烧室火焰筒的冷却结构，用于改善传统火焰筒壁冷却结构,在不增加冷气量的前提下充分挖掘其冷却潜力，提高冷却效率，同时避免火焰筒壁面温度过高以及分布不均造成的热应力过大。

为实现以上的技术目的，本发明将采取以下的技术方案：

一种航空发动机燃烧室火焰筒的冷却结构，包括火焰筒壁板，所述火焰筒壁板包括外壁板和内壁板，且内壁板上设置若干发散孔，而外壁板上则设置若干冲击孔，各发散孔、冲击孔均以叉排方式分布，同时内壁板和外壁板之间通过若干扰流柱连接；所述火焰筒壁板沿轴向分成两部分，分别为与燃烧室高温区域接近的前段火焰筒壁板、与燃烧室高温区域远离的后段火焰筒壁板；处于前段火焰筒壁板上的前段冲击孔孔径大于处于后段火焰筒壁板上的后段冲击孔孔径，同时处于前段火焰筒壁板上的前段发散孔孔径大于处于后段火焰筒壁板上的后段发散孔孔径。

前段火焰筒壁板的轴向长度为整个火焰筒壁板轴向长度的30%-40%。

所述发散孔的轴线倾斜于内壁板设置。